Влияние характеристик радиотехнической. системы КРМ — КРП на динамику системы. самолет — БСАУ

Сначала рассмотрим влияние разброса крутизны сигнала такой радиотехнической системы. Ток на выходе КРП, используемый в качестве сигнала углового отклонения самолета от курсовой ли­нии, зависит не только от величины отклонения є, но также от кру­тизны курсовой зоны Siz, а именно

/з^5/£В.

Как было показано в § 2.3, крутизна ST-£ зависит от длины ВПП, расстояния КРМ до ВПП и допусков на параметры КРМ и КРП. С учетом влияния этих факторов встречающиеся в эксплуатации ми­нимальные крутизны Si могут отличаться от максимальных

’S* примерно в 5 раз. При проектировании систем траєкторного управления выбирается некоторая расчетная крутизна •S/єр ~ (0,4 — ь — 0,6) (Sie min + Sls max).

Введем коэффициент, учитывающий отличие фактической крутизны сигнала радиотехнической системы КРМ — КРП от расчетной,

ks=~-
s sUp

Диапазон изменения коэффициента ks характеризует диапазон возможного изменения тока I при одном и том же угловом откло­нении е. Чтобы оценить влияние изменения крутизны Sie умножим члены законов управления, содержащие координату є, на коэффи — Jf циент ks. В таком случае уравнения рассмотренных выше систем I примут вид:

p2z A-k.> pz + kz — = 0;

p2z+kk — pz + kz — z=0. (3.88a)

kL kL

Следовательно, отличие крутизны S*e от S{Bp аналогично изме — нению коэффициента kz (в обоих уравнениях) и коэффициента k ■V — (в уравнении 3.88а). Это соответственно отражается на динамике ф: системы самолет — БСАУ.

Коэффициент ks может быть представлен как произведение двух

(3.91)

где ks’— коэффициент, учитывающий разброс крутизны, вызванный различиями в длине ВПП и расстоянии от КРМ до ВПП; ks"—коэффициент, учитывающий разброс крутизн, вызванный нестабильна стью характеристик системы КРМ—КРП.

 

В § 2.2. указывалось, что КРМ, как правило, настраивается та­ким образом, чтобы на уровне порога ВПП курсовой сектор, имею­щий угловую ширину во, образовывал «ворота» шириной z0 = 210 т (рис. 3.37). Отсюда следует

где La — расстояние от КРМ до базовой точки системы посадки (сумма длит ; ВПП и расстояния КРМ до ВПП).

Тогда номинальная крутизна Sh0— — = — L6.

є0

Значит, расчетная крутизна однозначно определяется приняты в расчет расстоянием Lp от КРМ до порога ВПП 5, =— Z~ сле-

довательно,

Из (3.93 и 3.94) следует, что на уровне порога ВПП соотноше­ние — не зависит от величины Lq. Иначе говоря, несмотря

kL

на различие длин ВПП и расстояний КРМ до ВПП на уровне поро­га ВПП частота собственных колебаний и коэффициент относитель­ного затухания системы самолет — БСАУ постоянны при номиналь­ных характеристиках системы КРМ — КРП. Изменение характерис­тик системы самолет — БСАУ может иметь место лишь в связи с ‘-нестабильностью характеристик системы КРМ — КРП в пределах, учитываемых коэффициентом ks".

: пРи регулировке курсового сектора по «воротам» наибольшее

‘различие динамических характеристик системы самолет — БСАУ, вызванное отличием угловой ширины курсового сектора ео, наблю­дается на больших дальностях от порога ВПП. По мере приближе­ния к порогу ВПП различие в динамике переходных процессов по­степенно уменьшается. Это свойство является особенно ценным для Систем автоматического управления заходом на посадку, предназ­наченных для эксплуатации в условиях посадочных минимумов II. И III категорий.

Теперь рассмотрим вопросы, связанные с наличием помех в сиг­налах системы КРМ — КРП. Основными источниками помех яв — “яется отражение энергии излучения КРМ различными неподвиж­ными объектами (постройками, самолетами на стоянках и т. п.).

Р

ля иллюстрации на рис. 3.38 показаны линии равных сигналов РМ, которые искривлены вследствие этих переотражений. При йролете самолетов над КРМ, при движении крупных объектов вбли — !ри КРМ и в некоторых других случаях могут возникнуть времен­ные искривления.

Пилотируя самолет по обычным приборам (авиагоризонты ком — ■яасы и ПСП), летчик до­вольно легко «отфильт­ровывает» помехи в сиг — ІНалах системы КРМ —

~ Щ. В процессе захода а посадку он стремится ‘добрать такой курс, ри котором обеспечива — ся либо выдерживание грелки ПСП на нуле, либо ее медленное дви-

ГГ)

жение к нулю. При такой методике захода на посадку всякое вне­запное быстрое движение курсовой стрелки ПСП воспринимается летчиком как результат воздействия помехи.

По-иному обстоит дело при полуавтоматическом и автоматиче­ском управлении. В этих случаях все команды, выработанные вы­числителем СТУ, должны точно отрабатываться летчиком и авто­пилотом. Поэтому вопрос борьбы с помехами при использовании средств автоматизированного управления заходом на посадку при­обретает значительно большую остроту, чем при заходе по обыч­ным приборам.

В этой связи определенный интерес представляет вопрос о том. каких величин может достигать угловая скорость є при заходе на посадку. Для штилевых условий

У sin Д’р L(t)

Если задаться L(t)=8—10 км, V = 7b—90 місек и учесть, чтч самолет входит в курсовой сектор под углом не более 30° к курсо­вой линии, т. е. Агр = 30°, то в соответствии с (3.95) Єтах—0,004— 0,006 l/сек. Поэтому даже с некоторым запасом сигналы, при дей­ствии которых е>0,01 l/сек, можно отнести к помехам.

Вследствие инерционности самолета помехи, лежащие в области высоких частот, не могут быть «отработаны». Так, если ограничить из соображений безопасности полета отклонения элеронов таким образом, чтобы угловые скорости «Л — = 4—5 град/сек, то за помеха­ми, соответствующими є/ 0,1—0,15 l/сек, самолет не будет успевать крениться. Если же ограничить допустимый крен при эволюциях Ymax = 20°, то за помехами, при которых е/>0,05—0,06 /сек, само­лет не будет успевать рыскать.

Более низкочастотные помехи, хотя и могут быть «отработаны», приводят к ненужному раскачиванию самолета. Это раскачива­ние особенно опасно на небольших дальностях от начала ВПП, где при небольших линейных уклонениях самолета от оси ВПП угловые отклонения имеют значительную величину вследствие малого зна­чения дальности L(t). В этом случае могут возникнуть большие крены, приводящие к интенсивному отвороту самолета от линии посадки.

Таким образом, высокочастотные помехи влияют на динамику угловых движений самолета, не сказываясь существенно на каче­стве траєкторного движения. Эти помехи при автоматическом уп­равлении вызывают резкие отклонения элеронов и руля направ­ления.

Они ухудшают «поведение» командной стрелки и затрудняют ручное пилотирование при полуавтоматическом управлении.

Если задаться условием, чтобы при стабилизации самолета на курсовой линии колебания по крену из-за действия помех не пре-

Рис. 3.39. К фильтрации помех

вышали 2—3°, то требования к частоте помех оказываются суще­ственно более жесткими.

Как показывают расчеты, в этом случае частота помех в сигна­лах КРМ I категории должна быть примерно в 10 раз меньше, чем исходя из соотношения (3.95).

Низкочастотные помехи сказываются главным образом на тра — екторном движении самолета и на малых дальностях от начала ВПП могут существенно ухудшать точностные характеристики сис­темы.

Как известно, создание низкочастотных фильтров в бортовой ап­паратуре связано с большими трудностями. Обычно в системах траєкторного управления для фильтрации помех применяют один — два фильтра типа апериодических звеньев с постоянными времени Т—1,5—2,5 сек. Такие фильтры эффективно подавляют лишь высо­кочастотные помехи. Для иллюстрации этого рассмотрим аплитуд — но-частотные характеристики бортовых систем автоматического уп­равления заходом на посадку. Поскольку высокочастотные помехи «не проходят» в курс и траекторию, амплитудно-частотные харак­теристики можно рассматривать применительно к разомкнутому контуру от входа до элеронов (р) или от входа до командной

стрелки крена Wz (р). Учтем при этом, что на выходе КРП имеет­ся фильтр с постоянной времени Гкрп =0,1—0,3 сек. На рис. 3.39, а показан контур с системой траєкторного управления, реали­зующей закон управления типа (3.81) с одним фильтром

£.1*0

і 37

Рис. 3.40. Логарифмические амплитудно-частотные характеристики систем с пере­даточными функциями (3.97 и 3.99)

1

(3.96

 

Тогда передаточная функция цепи от входа до элеронов с уче­том фильтра КРП имеет вид:

* — *’ *5-

о.

if

-2- = ^ =W>(p)= ——————-

£ є/ (Т’крп^7 + О (Т’ір + О (Т-2р + 1)

Построим логарифмические амплитудно-частотные характерно тики (ЛАХ), соответствующие передаточным функциям (3.97 і; 3.99). Примем мвэ= 1, Гкрп =0,2 сек, Т 1 = 1,5 сек, Т2 = 2,5 сек. /.

~ —20. Кроме того, построим также ЛАХ для системы с переда­точной функцией (3.99), положив 72=0. Это соответствует струк­турной схеме, показанной на рис. 3.39, б, но только с одним общим

фильтром ———— — . Из сравнения ЛАХ (рис. 3.40) следует, что

*Р ■+■ *

наиболее эффективное подавление помех получается в системе с передаточной функцией (3.97). В этом случае ослабление помех

начинается сw— -L «0,65 1 /сек. У системы с передаточной функ-

у і

цией (3.99) ЛАХ имеет подъем, начиная с «= ———————— ^r0,05 1 (сек,

Ц — + Т2

и в области частот до о)с~4,5 1 /сек происходит усиление помех. Этот подъем объясняется наличием дифференцирующей цепочки с большим коэффициентом усиления і — , которая предназначена для формирования сигнала производной отклонения самолета от кур­совой линии. Как известно, при дифференцировании относительный уровень помех резко увеличивается и отношение полезного сигнала к помехе уменьшается (рис. 3.41).

Роль второго фильтра в структурной схеме, показанной на рис. 3.39, б, совершенно очевидна из сопоставления ЛАХ систем с фильтром и без него (7*2=0). В последнем случае подавление по­мех начинается лишь в области весьма высоких частот. Заметим, что если второй фильтр сделать таким же общим, как и первый, то на помехозащищенности системы это практически не скажется.

Все сказанное полностью относится и к полуавтоматическим системам. Если принять мс=1, то ЛАХ, приведенные на рис. 3.40, срответствуют передаточным функциям Wz (р) полуавтоматиче­ских систем (см. рис. 3.39).

Итак, с точки зрения помехозащищенности системы, содержа­щие дифференцирующие звенья в цепи сигнала є, т. е. с законами управления типа (3.98), существенно уступают системам, в кото­рых такие звенья отсутствуют. Вместе с тем ни те, ни другие сис­темы не обеспечивают фильтрации низкочастотных помех. В связи с последним к курсовым радиомаякам предъявляются весьма жест­кие требования в части искривлений. Допуски на амплитуды ис­кривлений приведены в § 2.3.

Следует также указать, что вероятность появления высокочас­тотных помех значительно больше, чем низкочастотных. Как пока-

Рис. 3.41. К увеличению уровня
помех при’ дифференцировании
сигнала е

зывает опыт эксплуатации систем автоматизированного захода на посадку, применение законов управления типа (3.98) с постоянны­ми времени фильтров около 2 сек обеспечивает приемлемый уро­вень подавления наиболее часто встречающихся помех.

Попутно заметим, что в ряде случаев оказывается целесообраз­ным фильтровать не только сигналы є и є, но также и другие, на­пример сигналы z. В некоторых системах предусматривается фильт­рация сигнала у3 и (уз—у) ■